Shuttle -Derived Heavy Lift Launch Vehicle (« HLV ») — альтернативное предложение по сверхтяжелой ракете-носителю для программы NASA Constellation . Впервые оно было представлено Комиссии Августина 17 июня 2009 года.
Основанный на концепции Shuttle-C , которая была предметом различных исследований с 1980-х годов, HLV был Shuttle-Derived Launch Vehicle (SDLV), который предлагал заменить крылатый Orbiter из стека Space Shuttle на боковой носитель полезной нагрузки. Внешний бак Space Shuttle (ET) и четырехсегментные твердотопливные ракетные ускорители Shuttle (SRB) остались бы прежними.
По первоначальным оценкам, HLV можно было разработать за 4,5 года и затратить около 6,6 млрд долларов США [1] , что составляло около 20% от предполагаемых затрат на разработку ракет Ares I и Ares V.
Концепция беспилотного бокового шаттла под названием Shuttle-C исследовалась в период с 1984 по 1995 год. [2] Вариант только для грузового шаттла Shuttle-C не финансировался в 1980-х и 1990-х годах из-за бюджетных ограничений NASA. После катастрофы шаттла Columbia в 2004 и 2005 годах было подготовлено двухлетнее отраслевое исследование для дальнейшего изучения концепции в качестве замены шаттла. Исследование архитектуры систем исследования (ESAS) в 2005 году также исследовало вариант Shuttle-C для проекта Constellation, снова только в беспилотной версии. Все эти концепции предполагали, что боковой носитель будет автономным космическим аппаратом, который будет отделяться от внешнего бака после отключения основного двигателя, аналогично космическому челноку. Некоторые из исследований включали повторное использование основных двигателей Space Shuttle на этом боковом носителе. Ни одна из концепций не включала отделение обтекателя при подъеме. [ необходима ссылка ]
Предложение HLV, представленное 17 июня 2009 года, частично основывалось на первоначальном предложении Shuttle-C . Главные отличия заключались в том, что боковой носитель не мог отсоединяться от ET, а также в предложении также перевозить экипажи на HLV. Предложение включало работу около 60 инженеров NASA. [3]
Предполагалось, что HLV будет представлять собой транспортное средство массой 4 600 000 фунтов (2 100 000 кг) при старте с двумя 4-сегментными твердотопливными ракетными ускорителями Space Shuttle весом около 2 600 000 фунтов (1 200 000 кг), обеспечивающими общую тягу 5 900 000 фунтов силы (26 МН) на уровне моря, и внешним топливным баком Space Shuttle весом около 1 660 000 фунтов (750 000 кг).
Боковой носитель должен был включать в себя «боттейл» от шаттла, несущий три главных двигателя шаттла и другие элементы движителей. Грузоноситель диаметром 7,5 метров (25 футов) с отделяемым обтекателем весом 51 000 фунтов (23 000 кг) должен был занять пространство, обычно занимаемое остальной частью орбитального аппарата. Базовый носитель не имел бы верхней ступени, требуя от полезной нагрузки выполнения кругового движения по орбите и, возможно, транслунного впрыска. [4]
Единственной полностью новой разработкой оборудования, которая требовалась для HLV, был боковой носитель. Все остальные компоненты, используемые в HLV, ранее использовались в Space Shuttle, и вплоть до первых шести полетов транспортного средства повторно использовались запасные части и спасенное функционирующее оборудование с орбитальных аппаратов, включая существующие модули авионики , программное обеспечение полета и SSME (полеты Block I). Практически никаких изменений в существующей инфраструктуре Space Shuttle, от здания сборки транспортного средства до баржи с внешним баком и стартовых площадок, не требовалось. [ необходима цитата ]
Чтобы быть пригодным для предполагаемых лунных полетов, HLV потребовал бы верхнюю ступень. Для этой верхней ступени было предложено использовать двигатель J-2X , который разрабатывался для ракеты-носителя Ares I. Он должен был обеспечить почти 300 000 фунтов силы (1,3 МН) (вакуум) и должен был иметь удельный импульс (Isp) 448 сек. [ необходима цитата ]
В качестве альтернативы United Launch Alliance (ULA) предложил, чтобы их Dual Thrust Axis Lander (DTAL) мог поместиться в боковой кожух полезной нагрузки. Концепции верхней ступени/топливного хранилища ULA ACE 41 и ACE 71 также могли поместиться внутри бокового кожуха полезной нагрузки, а ACE 71 при весе 75 метрических тонн (83 коротких тонны) вполне соответствовал грузоподъемности шаттла, полученного из бокового кожуха. [5]
Четырехсегментные SRB HLV должны были обеспечить удельный импульс (Isp) 267 сек и тягу 5 900 000 фунтов силы (26 МН) и работать около 155 секунд. Главные двигатели SSME должны были работать на 104,5% и обеспечивать удельный импульс (Isp) 452 сек и 1 500 000 фунтов силы (6,7 МН) (вакуум) и работать около 500 секунд (в зависимости от профиля миссии). Масса полезной нагрузки для различных миссий предполагалась следующей: [6]
В отличие от Shuttle-C , ни одна часть транспортного средства (за исключением 4-сегментных SRB) не была бы восстанавливаемой и повторно используемой. HLV мог бы использовать другой профиль полета, чем Shuttle, из-за отсутствия крыльев и связанных с этим ограничений по нагрузке. Обтекатель полезной нагрузки 23 000 фунтов (10 000 кг) должен был быть сброшен через 185 секунд полета на высоте около 57 морских миль (106 км). Главные двигатели SSME не должны были использоваться повторно и, таким образом, могли быть упрощены, и для каждого транспортного средства должны были быть изготовлены новые двигатели. Для лунных миссий предложение HLV предусматривало суборбитальную ступенчатую посадку на расстоянии 30 морских миль (56 км) × 120 морских миль (220 км) от транспортного средства для увеличения массы посредством TLI (транслунное введение) с двумя включениями верхней ступени (суборбитальное включение и дополнительное включение TLI). [ необходима ссылка ]
Хотя HLV был разработан для обеспечения миссий по доставке экипажа и грузов на МКС, его основной целью была бы замена лунной архитектуры Ares I – Ares V. Элементарная архитектура миссии использовала профиль Lunar Orbit Rendezvous . Для завершения одной миссии должны были быть запущены два HLV. Первый HLV должен был быть запущен с лунным модулем и немедленно поместить лунный модуль на транслунную инъекцию. Лунный модуль имел бы чистую массу 35 метрических тонн после TLI и должен был бы выйти на низкую лунную орбиту (LLO). В LLO лунный модуль весил бы около 28 метрических тонн. [6]
Второй HLV должен был поместить космический корабль Orion и экипаж для транслунной инъекции. 20-тонный космический корабль Orion должен был оставаться прикрепленным к верхней ступени, которая должна была ввести космический корабль Orion в LLO и состыковаться с лунным посадочным модулем. [ необходима цитата ]
HLV имел бы ограниченный вариант роста. Хотя 5-сегментные SRB могли бы использоваться на транспортном средстве, они потребовали бы значительной переделки, чтобы вывести на 7 метрических тонн больше на нижнюю околоземную орбиту. Другие варианты роста включали модернизацию SSME до уровня тяги 106% или 109% или переключение с верхнего двигателя J-2X на SSME с воздушным запуском. [4]